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低雷诺数流动问题的SPH数值模拟及与FPM方法的比较

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湖南文理学院学报（自然科学版） 2015年第2期27卷 43-46页

作者：周浩徐志宏唐玲艳冉宪文汤文辉国防科学技术大学理学院湖南长沙410073

采用SPH方法对低雷诺数流动问题进行了数值模拟,讨论了初始光滑长度以及核函数影响域大小对结果的影响。典型Poiseuille流和Couette流的模拟结果表明,SPH方法能够很好地模拟低雷诺数流动。并比较了SPH方法和FPM方法的精度和计算效率。

关键词：光滑粒子法低雷诺数流动有限粒子法初始光滑长度

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半无穷平面到半无穷长圆管的低雷诺数流动

应用数学和力学 1985年第1期 9-23页

作者：吴望一,R.斯加拉克北京大学力学系哥伦比亚大学土木工程和工程力学系

本文利用匹配法和配置法求出了粘性流体从半无穷平面到半无穷长圆管的Stokes流动的无穷级数形式的解.结果表明,经过圆柱半径的一半路程之后,速度剖面和Poiseuille剖面只差1％.初始段长度比Dagan的有限长圆管情形显著缩短,在孔口外的半... 详细信息

本文利用匹配法和配置法求出了粘性流体从半无穷平面到半无穷长圆管的Stokes流动的无穷级数形式的解.结果表明,经过圆柱半径的一半路程之后,速度剖面和Poiseuille剖面只差1％.初始段长度比Dagan的有限长圆管情形显著缩短,在孔口外的半无穷空间内,孔口右边的边界只对孔口附近一倍管径的区域有强烈影响.在此以外的区域内几乎没有影响.此外,本文还对压力和流量的关系进行了研究.

关键词：圆管金属管函数低雷诺数流动联立方程方程组无量纲孔口待定系数压力降落表达式

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不同湍流模型在低雷诺数流动中的应用研究

现代应用物理 2016年第3期7卷 48-52页

作者：陈立立郭正国防科技大学航天科学与工程学院长沙410073

以SD7032翼型为研究对象,基于求解雷诺平均N-S方程的有限体积法,采用S-A、k-w、SSTk-w、realizable k-ε、transition SST和改进的γ-Re_(θ,t)转捩模型等6种湍流模型,对雷诺数为203 800时翼型流动进行了数值模拟,评估了不同湍流模型在... 详细信息

以SD7032翼型为研究对象,基于求解雷诺平均N-S方程的有限体积法,采用S-A、k-w、SSTk-w、realizable k-ε、transition SST和改进的γ-Re_(θ,t)转捩模型等6种湍流模型,对雷诺数为203 800时翼型流动进行了数值模拟,评估了不同湍流模型在低雷诺数流动中的升阻特性和收敛情况。结果表明:当不考虑流动转捩时,和其他湍流模型相比,SSTk-w湍流模型计算得到的升阻系数更接近实验值,能够较好地模拟低雷诺数流动。考虑转捩时,改进后的γ-Re_(θ,t)转捩模型的稳定性和收敛性都有较大提升,在小攻角范围内计算结果和实验值吻合。

关键词：低雷诺数流动 SD7032翼型湍流模型 γ-Reθ,t转捩模型

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低雷诺数仿生分离流翼型气动特性初探

航空动力学报 2022年第7期37卷 1516-1527页

作者：张庆薛榕融马浩统西安航空学院飞行器学院西安710077 南洋理工大学机械与航空工程学院新加坡639798 中国科学院光电技术研究所成都610209 中国科学院光束控制重点实验室成都610209

为了探索适合低雷诺数微型飞行器的翼型形式,基于对自然界鸟类和昆虫滑翔飞行时翅膀形状的观察,设计出一种由前缘削尖平板和后缘圆弧翼型组合而成的仿生分离流翼型。数值研究结果表明,气流在削尖平板的前缘点强制分离,形成大范围低压分... 详细信息

为了探索适合低雷诺数微型飞行器的翼型形式,基于对自然界鸟类和昆虫滑翔飞行时翅膀形状的观察,设计出一种由前缘削尖平板和后缘圆弧翼型组合而成的仿生分离流翼型。数值研究结果表明,气流在削尖平板的前缘点强制分离,形成大范围低压分离流动,随后在后部圆弧翼上表面再附形成稳定低压涡流区,从而实现较高的气动效率和较强的抵抗大气湍流的能力。上削尖平板可以使流动分离点固定在削尖点。相对于单独平板,仿生分离流翼型的升力系数有大幅提高,迎角为4°时提高了112%。此外,仿生分离流翼型可以在较宽的迎角范围内(4°~20°)保持高升力,但是迎角增加,阻力也快速增大,因此小迎角情况下(小于4°)气动效率更优。

关键词：仿生分离流翼型低雷诺数流动流动分离气动特性大气湍流

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双翼布局低雷诺数气动干扰效应

西安交通大学学报 2023年第8期57卷 34-45页

作者：薛榕融张庆中国科学院光电技术研究所成都610209 中国科学院光束控制重点实验室成都610209 北京中航智科技有限公司北京100176

为了进一步探索双翼布局总体气动特性随两翼之间相对几何位置的变化规律,在前期风洞实验的基础上,以具有较大厚度的NACA0030翼型为基准模型,设计了一系列具有不同几何特征的双翼布局。随后,基于混合网格和雷诺平均Navier-Stokes方程,采... 详细信息

为了进一步探索双翼布局总体气动特性随两翼之间相对几何位置的变化规律,在前期风洞实验的基础上,以具有较大厚度的NACA0030翼型为基准模型,设计了一系列具有不同几何特征的双翼布局。随后,基于混合网格和雷诺平均Navier-Stokes方程,采用自主发展的流场求解器对这些双翼布局开展了非定常数值模拟工作,详细地探索了低雷诺数Re=1.20×10^(5)流动情况下双翼之间的弦向相对位置、法向相对位置对双翼布局流场涡流结构和总体气动特性的影响规律。分析结果表明,双翼之间距离越近,气动干扰效应越显著。当弦向相对距离小于1.2、法向相对距离小于0.8时,双翼之间气动干扰效应较明显。相对于弦向距离,法向位置对气动特性的影响更为显著。通过设计合理的相对几何位置,相对于单翼布局,双翼布局的总体气动效率可提高50%,因此双翼布局可以作为未来低雷诺数飞行器的气动设计选择方案。

关键词：双翼布局气动干扰低雷诺数流动流动分离增升效应

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高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展

力学学报 2022年第2期54卷 263-288页

作者：岳连捷张旭张启帆陈科挺李进平陈昊姚卫仲峰泉李飞王春陈宏中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0~7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0~10.0... 详细信息

吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0~7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0~10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术,以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术.然后,进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展.进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论,讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点.最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议.

关键词：高马赫数超燃冲压发动机热化学非平衡超声速燃烧低雷诺数流动激波风洞飞行试验

采空区单周期流动体元及分形下的气体流动压损计算

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采空区单周期流动体元及分形下的气体流动压损计算

作者：张连会湖南科技大学

学位级别：硕士

气体流动规律对煤炭自然发火和惰性气体防灭火均较为关键。因此,采空区气体流动压力损失的计算对于采空区火灾防治至关重要。然而,目前关于采空区多孔介质压力损失计算的研究一方面依赖于需要较强理论知识的数值模拟,工程应用性不强;另... 详细信息

气体流动规律对煤炭自然发火和惰性气体防灭火均较为关键。因此,采空区气体流动压力损失的计算对于采空区火灾防治至关重要。然而,目前关于采空区多孔介质压力损失计算的研究一方面依赖于需要较强理论知识的数值模拟,工程应用性不强;另一方面现有的传统压降计算公式含有特定经验系数,物理意义不明且普适性不强。因此,本文针对这两方面的不足对采空区气体流动压力损失的规律进行研究。首先,针对采空区复杂空间结构,基于球体填装理论,本文构建了一种采空区多孔介质流动模型,该流动模型中有八个直径为d的大球,在大球之间填充一个直径为(7)3-1(8)d的小径球和六个直径为(7)3-1(8)d的小径半球。依据单周期流动原则,将采空区多孔介质流动模型切割为单周期流动体元。应用Navier-Stocks方程推导得到单周期流动体元上单位长度压力损失的四段函数表达式,通过长度比权重法,将四段函数表达式加权求和得到采空区单周期流动体元上的压力损失计算式。该计算式是动力黏度,密度和初速度以及颗粒粒径的函数,而且压力损失与初始速度呈二次关系。结果表明:在初速度相同时,随着空气动力黏度的增加单位长度压力损失反而减小,并且初始速度越大压力损失减小的越快。进一步为了得到物理意义明确、普适性较强的压力损失计算公式,本文将采空区抽象化为毛细管模型和叉排绕流+孔喉模型,用以表征采空区结构特征。依据分形多孔介质输运理论,采用毛细管模型进行计算粘性损失部分,叉排绕流+孔喉模型进行计算惯性损失部分,得到了采空区压力损失计算的分形理论解。该压力损失的分形理论解不仅与流体的动力粘度、密度以及流体的速度有关,还与孔隙分形维度数D、孔隙率、采空区孔隙大小、流管弯曲程度的分形维度数D、迂曲度以及孔隙结构等采空区多孔介质内部结构参数有关,且每一个参数均具有确定的意义。该计算式揭示了流体在采空区流动过程中压力损失的影响机理,具有更加广泛的普适性。之后为了完善采空区压力损失计算的分形理论解,基于FLUENT数值模拟软件对低雷诺数下流体通过孔喉模型的流动阻力系数进行了模拟,结果表明:在低雷诺数下局部阻力系数受到雷诺数和突扩比或突缩系数的影响,且局部阻力系数与雷诺数呈幂函数关系,进一步通过数据拟合得到低雷诺数下局部阻力系数的关联式。本文为采空区流体流动压力损失的计算提供了理论依据,对采空区火灾防治具有重要意义。

关键词：煤矿采空区分形单周期流动体元压损计算低雷诺数流动

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排式双翼布局低雷诺数气动特性计算研究

工程力学 2019年第10期36卷 244-256页

作者：张庆叶正寅西安航空学院飞行器学院西安710077 西北工业大学航空学院西安710072

作为一种新型的气动布局形式,排式布局对低雷诺数流动具有较高的气动效率,适用于柔性可充气飞行器,比如充气式飞机或是高空飞艇。但是,由于前、后翼之间强烈的气动干扰现象,目前对此类布局的气动特性认识还十分有限。为了充分理解这种... 详细信息

作为一种新型的气动布局形式,排式布局对低雷诺数流动具有较高的气动效率,适用于柔性可充气飞行器,比如充气式飞机或是高空飞艇。但是,由于前、后翼之间强烈的气动干扰现象,目前对此类布局的气动特性认识还十分有限。为了充分理解这种布局的气动特点,在前期风洞试验的基础上,开展了数值模拟工作,详细地研究了低雷诺数情况下翼型厚度、表面波纹状外形及后翼偏转角度等几何因素对此类飞行器气动特性的影响规律。计算结果表明,在计算的迎角范围内,排式布局能通过前后翼之间的气动干扰延缓或抑制机翼后缘处的流动分离,从而提高整体气动效率,因此排式布局在未来很适合应用于小型无人机或是飞艇等可充气式飞行器构型上。

关键词：排式布局气动特性低雷诺数流动升力增加流动分离

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低雷诺数下翼面局部振动增升机理研究

航空学报 2015年第11期36卷 3557-3566页

作者：康伟刘磊徐敏雷鹏飞张家忠西北工业大学航天学院西安710072 西安交通大学能源与动力工程学院西安710049

采用计算流体力学(CFD)方法研究低雷诺数下翼面局部振动对翼型气动特性及其流动特征的影响规律。建立局部振动激励的力学模型,并采用任意拉格朗日-欧拉坐标系下的特征线有限元(ALE-CBS)方法对局部振动激励下翼型绕流问题进行模拟,分析... 详细信息

采用计算流体力学(CFD)方法研究低雷诺数下翼面局部振动对翼型气动特性及其流动特征的影响规律。建立局部振动激励的力学模型,并采用任意拉格朗日-欧拉坐标系下的特征线有限元(ALE-CBS)方法对局部振动激励下翼型绕流问题进行模拟,分析局部振动对非定常流动演化的影响规律,揭示其增升机理。研究结果表明:翼面局部变形的增加会有效降低翼型上表面的前缘压力;非定常流动分离中旋涡之间的距离及其演化频率与振动频率的关系是影响翼型翼面局部振动增升效果的重要因素。当流场主频率与振动频率相同,次要频率为主频率的2倍,即发生锁频时,翼面振动产生的移动分离泡能够使分离区从主流获取更多的能量,使翼型上表面保持较低的压力,有效提高翼型升力。

关键词：低雷诺数流动局部振动锁频流动分离增升